(57)【要約】【課題】従来の問題点を示さず、効率的で、エンジン出力の制御と関連付けられる、特に偏揺れにおいて、航空機を操縦するための装置を提供する。【解決手段】本発明は、推力方向付けノズルに関し、この推力方向付けノズルは、少なくとも１つのガスジェネレータから来る主要な推進ガス流を、第１の半ノズル１４および第２の半ノズル１６において排出するための第１の流れおよび第２の流れに分割するように成形され、２つの操縦手段の少なくとも１つを備え、２つの操縦手段は、主要な流れを各２つの半ノズルに分割する手段、および各２つの半ノズルによって生成された推力ベクトルを方向付ける手段である。  本発明は、特に、垂直尾翼のない航空機の偏揺れ制御に適用する。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つのガスジェネレータから来る主要な推進ガス流を、第１の半ノズル（１４）および第２の半ノズル（１６）において排出するための第１の流れおよび第２の流れに分割するように成形される、推力方向付けノズルであって、推力方向付けノズルが、２つの操縦手段の少なくとも１つを備え、該２つの操縦手段が、主要な流れを各２つの半ノズルに分割する手段、および各２つの半ノズルによって生じる推力ベクトルを方向付ける手段であり、前記２つの操縦手段が、流体噴射手段（１８、２０）であることを特徴とする、推力方向付けノズル。
【請求項２】
前記半ノズルが、偏揺れにおける推力ベクトルの方向付けのために配置されることを特徴とする、請求項１に記載のノズル。
【請求項３】
前記半ノズルが、縦揺れ制御のために配置されることを特徴とする、請求項１または２に記載のノズル。
【請求項４】
推力方向付けノズルが、２組の半ノズルを備え、一方の組は、偏揺れの方向付けのためのものであり、他方の組は、縦揺れの方向付けのためのものであることを特徴とする、請求項２および３に記載のノズル。
【請求項５】
流れの分割を制御する手段が、各半ノズルののど（１４Ｃ、１６Ｃ）に流体を噴射する手段（１８）を備えることを特徴とする、請求項１に記載のノズル。
【請求項６】
ガスジェネレータがターボジェットであって、流体噴射手段が、ガスジェネレータの圧縮機から取られた空気を供給されることを特徴とする、請求項５に記載のノズル。
【請求項７】
ガスジェネレータの圧縮機で連続的に抽出することを含むことを特徴とする、請求項６に記載のノズルを動作する方法。
【請求項８】
各２つの半ノズルによって生じる推力ベクトルを方向付ける手段が、各２つの半ノズルの末広壁（１４Ｄ、１６Ｄ）のうちの少なくとも１つに配置される流体噴射手段（２０）によって構成されることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載のノズル。
【請求項９】
各半ノズルの末広部分の壁（１４Ｄ、１６Ｄ）が、同じ長さでなく、流体噴射手段が、末広部分の長い壁（１４ＤＩ、１６ＤＩ）に配置されていることを特徴とする、請求項８に記載のノズル。
【請求項１０】
半ノズルが、主要な流れの断面積を少なくとも部分的に覆うように配置されることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載のノズル。
【請求項１１】
主要な流れが、２つのガスジェネレータによって生成され、推力方向付けノズルが、各２つ半分のノズルによって生じる推力ベクトルを方向付ける手段を備えることを特徴とする、請求項１に記載のノズル。
【請求項１２】
請求項１から１０のいずれか一項に記載の推力方向付けノズルを備えるターボ機械。
【請求項１３】
請求項１から１０のいずれか一項に記載の推力方向付けノズルを備える無人機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、気体流の排出によって航空機を推進する分野、および推力方向付けノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
パイロットの有無にかかわらずターボジェットによって推進される航空機、および軍事的に利用される無人機にとって、１つの目的はステルスである。
【０００３】
ステルスは、特に２つのパラメータに関して規定される。すなわち、レーダ断面積（ＲＣＳ）および赤外線識別特性（ＩＲＳ）である。ＲＣＳは、航空機の幾何形状を考慮すると、レーダに現れる可能性がある断面積である。ＩＲＳは、航空機が特に排出ノズルから出す熱識別特性である。
【０００４】
ＲＣＳを減らすため、航空機が、胴体の後部にいかなる安定板または垂直尾翼をも有しないことが好ましい。次いで、特に方向付けに関して、航空機を誘導する問題が生じる。この場合、偏揺れの航空機を制御するために特定方向に向ける（ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ）こと、すなわち推力ベクトルの向きに作用することが提案される。
【０００５】
ノズルからのガスジェットの方向に作用することによって、航空機を操縦することが、すでに知られている。ジェットを偏向または方向付けするために、機械的あるいは流体手段を使用するという解決案が存在する。ノズルの末広部分に流体を噴射することにより、ガスジェットを制御することは、特定方向に向ける任意の態様と一致するため、上述で想定される適用にとって有利な解決案である。この主題に関してすでに多くの研究が行われている。
【０００６】
特に、ミサイルを制御する状況において、流体噴射技術が、ノズルの末広部分にすでに使用されている。この原理は、ガスの噴射によって、ノズルの末広部分に障害を作成することにある。障害によって引き起こされる斜めの衝撃波を横断する流れの偏向によって、および噴射の近傍で境界層を分離することによって発生する高圧によって、推力ベクトルの偏向を行う。機械的なベクトル制御ノズルと異なり、この解決案には、可動部品を有しないという利点がある。しかしながら以下の欠点を被る。
【０００７】
１５°から２０°の推力偏向を達成するために、エンジン空気をかなり抽出する（５％程度）必要があり、
エンジンの抽出のため、および衝撃波を横断するときの損失のため、無視できない推力の損失がみられ、
対向する壁に衝撃波が衝突する場合、偏向効率が損失するリスクがある。
【０００８】
別の知られている技術によると、ソニックラインの変形が実行される。この原理は、ノズルののどでソニックラインの形状を変更することによって、推力ベクトルの偏向を得ることにある。この変更は、２つを同時に噴射することによって達成される。すなわち、１つの壁ののどと、のどセクションに近いゾーンにある対向する壁の末広部分である。この解決案には、推力の損失を誘起する衝撃波の形成を回避するという利点がある。しかしながら、幾何学的なのどで噴射することによって、のどの空気力学的な修正をもたらし、したがって、エンジンの出力および性能に影響を及ぼす。特に、圧縮機ポンピングのマージンが減少する。さらに、偏揺れを制御するための装置の有効性が、まだ示されていない。
【０００９】
さらに、のどに流体噴射することによって、ノズルののどの有効断面を制御することが知られている。このような装置の有効性は、実験的に、および計算によって、立証されている。このように、エンジンを３％程度抽出して、有効断面を１０％程度制限することが可能である。
【００１０】
軍用無人機に装備することを目的とするようなノズルの場合、ＩＲＳおよびＲＣＳを任意に決定する目的は、ベクトル推力要件に結びつけられる。このことにより、ＩＲＳおよびＲＣＳを任意に決定するために５のオーダの伸長を有し、ＲＣＳを任意に決定するために先の尖った外形を有する、極めて平坦な２次元のノズルを設計することとなる。垂直安定板がないことを補償するため、上述の技術によって、推力ベクトルの偏向に関するこれらの有効性が立証されている。しかしながら、この技術をこのような利用に適するノズルに実行するときに、以下の問題点が認められる。
【００１１】
末広部分に流体を噴射することによって操縦することは、効率的にするために大きな利用表面を必要とする。これは、わずかに伸長する軸対称または二次元のノズルの場合であるが、想定された利用のノズルの場合ではない。このようにして、すでに検査済みの構成において、ノズルの側方表面がかなり短く、高さが低いことは明らかである。このことによって、壁側（ｐａｒｉｅｔａｌ）の噴射の有効性が極めて制限される。
【００１２】
のどセクションの障害の効果により、ノズルののど近傍の噴射が、流れ係数を実質的に減少させる。すでに上述されるように、のどセクションを減少させることによって、特に圧縮機ポンピングのマージンの減少とともに、ガスジェネレータの機能に大きい効果がある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１３】
したがって、本発明の主題は、特に上述の問題点を示さず、効率的で、エンジン出力の制御と関連付けられる、特に偏揺れにおいて、航空機を操縦するための装置である。
【００１４】
この装置は、単発または双発航空機、および特に無人機に利用可能である。
【００１５】
この装置は、ガスジェネレータの性能にいかなる不利を与えることなく、低い強度で連続的に特定方向に向けることができる。
【００１６】
この装置は、航空機の操縦要件のために、大きなベクトル推力を与えることができなければならない。
【００１７】
この装置は、後部および横方向のＩＲＳを制限することができなければならない。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
本発明によれば、これらの目的は、推力方向付けノズルを用いて達成され、このノズルは、少なくとも１つのガスジェネレータから来る主要な推進ガス流を、第１の半ノズルおよび第２の半ノズルにおいて排出するための第１の流れおよび第２の流れに分割するように成形され、この推力方向付けノズルは、２つの操縦手段の少なくとも１つを備え、該２つの操縦手段は、主要な流れを各２つの半ノズルに分割する手段と、各２つの半ノズルによって生じる推力ベクトルを方向付ける手段とであり、この２つの操縦手段は、流体噴射手段である。
【００１９】
本出願において、「半ノズル」という用語は、タービンの下流側の主要な流れの一部を受けるガス射出ノズルを意味する。この用語は、特定の形状と関連していない。
【００２０】
本発明のシステムには、絶対値および向きにおいて、２つの半分の推力ベクトルを別々に制御することができるという利点がある。
【００２１】
流体噴射手段を備えるこのシステムには、簡潔であり、少数の流体噴射装置によって機能するという利点があり、高信頼性および低コストを保証する。
【００２２】
まず、これらの半ノズルは、偏揺れの時に推力ベクトルを方向付けるために配置される。このようにして、垂直安定板のないことが補償される。
【００２３】
１つの変形によると、これらの半ノズルは、縦揺れ制御のために配置されるか、または、ノズルは、２組の半ノズルをさらに備えることができ、一方の組は偏揺れの方向付けのためのものであり、他方の組は縦揺れの方向付けのためのものである。
【００２４】
別の特徴によると、流れの分割を制御する手段は、各半ノズルののどに流体を噴射する手段を備える。より正確に言うと、ガスジェネレータがターボジェットであるので、流体噴射手段は、ジェネレータの圧縮機から取られることのできる空気を供給される。この解決案が特に有利であるのは、すべての飛行段階においてバランスよく機能することが可能であるためである。特に、空気が、ジェネレータの圧縮機から連続的に取られるノズル機能処理が提供される。
【００２５】
別の特徴によると、各２つの半ノズルの推力ベクトルを方向付ける手段は、各２つの半ノズルの末広壁のうちの少なくとも１つの流体噴射手段によって構成される。
【００２６】
各半ノズルの両側の末広壁が、同じ長さでなく、流体噴射手段が、末広部分の長い壁に配置されていることが好ましい。このようにして、偏向する衝撃波が、対向する壁に接触することを防止される。
【００２７】
別の特徴によれば、半ノズルは、主要な流れの断面積を少なくとも部分的に覆うように配置される。このような方法で、ＩＲＳが縮小される。
【００２８】
一つの変形実施形態によると、主要な流れは、２つのガスジェネレータによって生成される。この場合、ノズルは、各２つの半ノズルによって生じる推力ベクトルを方向付ける手段を１つだけ備えることが好ましい。
【００２９】
本発明は、このようなノズルを備えているターボ機械または無人機にも関する。
【００３０】
次に、添付の図面を参照しつつ、本発明をさらに詳細に説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３１】
図に示される航空機１は、限定的でない例である。航空機は、機首２と２つの翼３および４とを有し、視認できない１つまたは２つのターボジェットによって推進される。ＲＣＳおよびＩＲＳが可能な限り小さくなるような方法で、航空機が成形される。特に、航空機の後部は、垂直安定板を全く備えておらず、レーダ波を無限に偏向させるように構成された、先端部に対してたとえば４０°の角度の先端部５によって終端する。本発明のノズル１０は、二叉であることによりこの制約条件に関係する。ノズルは、チャネル１２からの主要な流れを２つの流れに分割し、長方形の横断面を有する２つの半ノズル１４および１６において終わる、各２つの対称形のチャネル１２Ａおよび１２Ｂに入る。チャネル１２、１２Ａおよび１２Ｂは、流れを２つの流れに確実に分離するだけでなく、円形であるか実質的に円形の横断面を有する円筒状形状から、長方形の横断面への移行を確実にするように構成される形状を有する。必要に応じて、チャネルは、タービンを覆うことを保証する補助湾曲部を備える。図から分かるように、この覆うことは、半ノズル１４および１６の間にある間隔によって、すでに少なくとも部分的に提供される。
【００３２】
したがって、図３から分かるように、各半ノズルは、高い幅／高さ比を有する水平方向に伸長する、長方形ののど１４Ｃおよび１６Ｃからそれぞれ構成される。ノズルのこの伸長は、２．５となる可能性がある。のどの下流側では、末広部分が、外側１４ＤＥおよび１６ＤＥで短くなっている。内側の壁１４ＤＩおよび１６ＤＩはより長い。このことによって、ノズル１４および１６の下流側端部が斜めに切られた形状となる。上側および下側の壁は、互いに平行であるか末広になっている。
【００３３】
噴射および特定方向に向けることをしない場合、各半ノズルの最小の横方向の推力を与えるために、アセンブリが最適化されることが好ましい。実際に、このことによって、最低限に縮小されなければならない軸方向の推力を失うことになる。システムの対称性のため、全体の側方推力はゼロのままである。
【００３４】
本発明によると、垂直安定板のない航空機１を確実に誘導するために、２つの流れが作用される操縦が与えられる。
【００３５】
図４は、半ノズル１４の概略図である。この中細ノズルは、のど１４Ｃと、下流側に２つの末広壁１４ＤＩおよび１４ＤＥとを備える。この場合、ノズルは、のどのレベルで壁に配置される流体噴射器１８と、末広部分の壁１４ＤＩに設置される流体噴射器２０とを備える。この噴射器は、末広部分の端部に近接して設置されることが好ましい。
【００３６】
対称な方法で、半ノズルは、のど１６Ｃに流体噴射器１８を備え、末広部分１６ＤＩの壁に流体噴射器２０を備える。
【００３７】
有利なことに、噴射器１８および２０は、主要な流れを提供するターボジェットから取られる空気を供給される。
【００３８】
図５は、のどに設置される噴射器の機能を示す。この図において、噴射器１８を通る空気の噴射は、矢印１８／１４および１８／１６によって示されている。２つののどにおける流体噴射により、各２つの半ノズル１４および１６内の流れの分割を制御することによって、偏揺れのモメントが生まれる。この例によって、半ノズル１４は、強力な噴射された流れ１８／１４を受け、その結果として、のどの有効横断面のかなり制限を受ける。反対に、半ノズル１６は、のどでは流れをほとんど受けないか、全く受けない。このことにより、軸方向の推力差Ｆ２／Ｆ１（この場合右／左）が生じ、したがって偏揺れのモメントが生じることとなる。
【００３９】
しかしながら、ノズルの急な障害によって、チャネル内の圧力が即座に上昇し、圧縮機をポンピングするリスクが生じる。好ましい運転モードによると、永続的な公称噴射が生じる。永続的な公称噴射は、一定流れによって生じるため、ジェネレータは、ミッションの間に急激な変動を受けず、のどの一定の有効全体横断面にノズルを調節する。このように一定の抽出制約条件をの下で、エンジンの熱力学サイクルは、直接的に最適化される。このようにして、抽出される空気を調節するためのシステムは、連続的に作動し、過渡的な始動段階を有しない。
【００４０】
このように、本発明によるこの運転モードは、エンジンの性能上のわずかな影響を伴って、特に巡航または低速の一過性の条件のために、尾翼のないことを補償することが可能なベクトル推力を提供する。
【００４１】
次に、ノズル１４および１６の末広部分に設置される噴射装置の機能を、図６を参照しつつ説明する。
【００４２】
噴射器は、長い末広部分の壁の端部に、好ましくは配置される。ノズル１４に流体を噴射することによって、ノズルによって生じ矢印Ｆ２によって示される、推力ベクトルの偏向が誘起される。半ノズル１６によって与えられる推力Ｆｌは、何もその方向を乱されないために、軸方向のままである。このことにより、航空機の重心に対して偏揺れのモメントが生じることとなる。この運転モードによって、大きなベクトル推力を与え、確実に航空機を操縦するが、ジェネレータの性能に害を与える。しかしながら、この劣化は制御される。
【００４３】
本発明の一実施形態が記載されている。しかしながら、本発明の範囲から逸脱しないで、多くの変形が可能である。たとえば、チャネル１２は、単一のガスジェネレータによって供給されて示されている。双発航空機の場合、２つの半排気流は、制御が同期化される２台の別々のエンジンによって生成される。末広部分の噴射器のみが使用されることが好ましい。
【００４４】
操縦手段の構成および機能の変形は、単一の操縦手段が存在することからなる。他の手段と同時にまたは別個に、操縦手段を作動することが可能である。
【００４５】
図示されない実施形態によると、ノズルが、排出器を備える流体のタイプ、すなわち、主要なチャネル内または主要なチャネルの下流側に現れる二次流れのタイプであってよい。
【００４６】
本発明による操縦手段は、流れを方向付ける機械的手段と部分的に組み合わせることができる。
【図面の簡単な説明】
【００４７】
【図１】本発明によるノズルを備える無人機の平面図である。
【図２】ノズルの断面のみを示す平面図である。
【図３】図２のノズルを示す３／４の背面図である。
【図４】半ノズル内の本発明の制御手段の構成を示す概略図である。
【図５】のどに配置される制御手段の機能を示す。
【図６】半ノズルの末広部分に配置される制御手段の機能を示す。
【符号の説明】
【００４８】
１  航空機
２  機首
３、４  翼
５  先端部
１０  ノズル
１２、１２Ａ、１２Ｂ  チャネル
１４、１６  半ノズル
１４Ｃ、１６Ｃ  のど
１４ＤＥ、１６ＤＥ  外側の壁
１４ＤＩ、１６ＤＩ  内側の壁
１８、２０  噴射器
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【外国語明細書】
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